Este documento presenta un concepto de misión para un satélite en órbita terrestre baja (LEO) equipado con una carga útil para experimentos espaciales, diseñado para ser recuperado en la Tierra después de la misión. El enfoque de este estudio es desarrollar un concepto de misión con capacidad de reentrada rápida y aterrizaje preciso para una carga útil de satélite pequeña. Se analizan dos configuraciones de reentrada: una que emplea un escudo térmico de freno aerodinámico desplegable para un descenso aerodinámico y otra que integra un sistema de propulsión. Se realizó un análisis aerodinámico de la cápsula, incluyendo el coeficiente de arrastre y la estabilidad a altitudes relevantes, utilizando el método de Simulación Directa de Monte Carlo (DSMC). Un análisis de compensación, teniendo en cuenta incertidumbres como la densidad atmosférica y el tiempo de ignición, reveló diferencias significativas en los perfiles de misión. Un sistema de propulsión que proporciona aproximadamente 100 m/s reduce el tiempo de descenso de 54 días (reentrada solo aerodinámica) a menos de 1 hora, sin alterar la trayectoria. Las incertidumbres relacionadas con el arrastre contribuyen a una dispersión de aterrizaje de aproximadamente 100 km, mientras que un error de +/-1% en el impulso total aumenta la dispersión a 400 km. Se diseñó preliminarmente un motor de cohete monopropelente, cumpliendo con restricciones como la presión de la cámara catalítica y los objetivos de rendimiento. El propulsor resultante, que pesa menos de 4 kg y está contenido dentro de un cilindro de 250 mm de altura y 350 mm de diámetro, admite tres posibles configuraciones de componentes.